航空空气动力学研究与发展

赵玉心

  
计算流体动力学对飞机气动设计的贡献
在民航机设计中，机翼是最重要气动升力部件。但在早期运输机的设计中，机翼设计大都采用较简单的方法进行，其主要步骤是：通过优化研究（例如：风洞选型试验）确定机翼的平面形状、“常规”翼型型式、平均相对厚度和设计升力系数等参数，然后利用“试凑法”通过半经验的工程估算和风洞试验细化机翼布局。这种简单的方法很难得到能达到飞机最佳升力特性和满足航空公司需求的最佳机翼布局。
    上世纪50年代，随着计算机技术的发展，包括纳维-斯托克斯（N-S）方程组、欧拉方程组、全速势方程、小扰动速势方程、附面层方程组和雷诺方程组等数学模型的建立和包括如面元法、有限差分法和有限元素法等数值计算方法的应用和发展，大大促进了计算流体动力学（CFD）理论的发展。CFD通过计算任意平面形状机翼的压力分布，实现按希望的压力分布剪裁机翼的目的，设计师摆脱了过去从翼型手册或资料中选用现有翼型的传统方法。
    21世纪60年代计算机技术进一步发展后，CFD方法在飞机气动设计中得到日益广泛的应用，到了80年代初，飞机设计用的气动力数据有30%～50%是由计算机模拟提供的，使飞机设计所需的风洞模型试验时间减少了80%左右。
    与风洞试验比较，采用CFD方法具有如下优点：不存在模型风洞试验的洞壁和支架干扰、风洞流场紊流度影响和雷诺数修正等问题；可以快速进行参数对比研究和多种方案筛选，然后再对根据计算结果得出的少量有希望的方案进行风洞试验，最终确定最佳方案；节省模型设计、加工及风洞试验时间；加快了设计进度和节省了费用；可以帮助理解风洞试验中发生的难以解释的问题；可进行复杂流场的计算和分析。
    CFD方法的缺点是：存在数学模型的“流动模拟”误差；数值算法中的离散误差和（线性）方程组（迭代）解的“残值”误差等，它们都会影响计算的准确度。关于计算准确度与试飞结果的比较，各飞机公司一般都视为私有财产，加以保密。另外，CFD方法还要受到现有计算机的运算速度和内存大小的限制。由于风洞试验可基本模拟真实流场，并可验证CFD方法的可靠性，因此，在民航机气动布局设计中风洞试验和CFD方法是相辅相成的两种手段。

高亚音速民航机的翼型发展
尖峰翼型
    60年代初期，为用推迟阻力发散M数提高高亚音速客机的效率，英国研究人员发展了尖峰翼型。其工作原理是，尖峰翼型处，气流会在翼型前缘附近从驻点开始快速膨胀加速，形成超音速区，当该区的膨胀波被音速线反射形成一系列的压缩波时，翼型上表面可使具有M1.4最大当地速度的气流通过这些压缩波时等熵或接近等熵压缩减速，最终形成以弱激波结束的超音速区。由于在波后不引起气流分离或减轻气流分离，因此起到了提高阻力发散M数和降低波阻的作用。这种翼型的压力分布因在接近前缘时形成显著的吸力峰而被称为尖峰翼型。当时像三叉戟、A300、波音747和DC-9等民航机都采用了这种尖峰翼型。
    后加载翼型
    60年代，德·哈维兰公司和英国国家物理实验室共同对后缘加载翼型进行研究，他们将翼型后部的下表面内凹，产生升力从而改善高速性能。翼型后缘加载达到的效果是，当翼型相对厚度和升力系数一定时，可减小上表面的超临界速度，并提高临界M数；或者当给定设计状态（临界M数和升力系数）时，可对翼型前部加厚直到在下表面产生近音速流，所产生的相应吸力被接近后缘处的高压抵消，因而可增加翼型相对厚度。A300B采用后加载翼型，由于增加了相对厚度，使机翼结构重量减轻4%（约减轻113千克），增加了燃油容积，也改善了尖峰翼型的低速气动特性。
    超临界翼型
    超临界翼型概念是美国NASA兰利研究中心的惠特科姆于1967年首先提出。这种翼型的特点是前缘半径较大，中部上表面弯度较小，后部下表面凹曲，后缘薄而尖。利用前面介绍的CFD方法不但能分析超临界翼型的气动特性，而且也能按给定的目标压力分布设计满足需要的超临界翼型。
    这种翼型的气动力优点是：当气流绕前缘流动时在其上、下表面速度增加较少，特别是减小了前缘吸力峰值，平坦的上表面使大约从5%弦向位置直到靠近后部的弱激波前都处于均匀的大范围超音速区，该区以等熵或接近等熵压缩的方式恢复到亚音速区。下表面保持亚临界区以避免产生激波。后部下表面弯曲产生的正压力可弥补由于上表面变平对升力的损失。
    对给定的机翼相对厚度和后掠角，超临界翼型可使阻力发散M数提高0.05左右，从而提高客机的巡航速度和运营效率。
    对给定的阻力发散M数，可以采用较厚的机翼，以显著减小机翼结构重量、增加燃油容积或增大机翼展弦比，或者具有两者的组合效果。
    对给定的阻力发散M数和机翼相对厚度，减少机翼后掠角，这样可增加飞机起落时的升力和升阻比，以改善起落性能。对于给定的机翼展弦比，也能增加设计巡航升力系数和减小机翼重量。
现代客机应用超临界翼型能起到减小机翼后掠角和增加机翼相对厚度并因此减小机翼重量和改善结构效率，达到增大机翼展弦比的目的。大展弦比机翼可降低诱导阻力和增加升力，提高飞机的气动效率（升阻比）。对以M0.82巡航的现代客机而言，当采用更大展弦比的机翼时，既可能付出少量的重量代价，也可省油8%左右。
    但是超临界翼型较大范围的后部弯度，会产生很大的低头力矩，造成飞机在配平飞行时，因为需要增大平尾的向下载荷而增加机翼升力，从而使超临界翼型提高阻力发散M数的效果打折扣，配平阻力也要大得多。超临界翼型的另一个缺点是后部的结构高度太小，给后缘襟翼系统的设计带来一定困难。
    惠特科姆自60年代末提出超临界翼型概念后，在世界范围进行了大量风洞与飞行试验和理论研究工作。目前超临界翼型已经在美国的波音757、767、777和MD-11，欧洲的A310、320、330、340和俄国（原苏联）的伊尔-96、图-204等现代客机上得到广泛应用。

     抖振边界的控制
    抖振边界是飞机气动设计中仅次于升阻比（L/D）的第二个重要气动性能参数。
    机翼抖振是机翼结构对气流分离所引起的压力脉动的随机激振响应。抖振边界参数（M2CL）是M数的平方与最大可用升力系数的乘积，当超过抖振边界值时，通常在机翼上分离气流的尾流（紊流）会作用到尾翼上，引起不可接受的机体抖振。跨音速飞行时，一般抖振发生在飞机遇到阵风的情况下，这时阵风会使飞机迎角增加到足以引起机翼（后缘）气流分离的状态。
    抖振边界通常对应于机翼上出现“一定面积”的气流分离，由于客机最大巡航升力系数受抖振开始发生边界达到1.3g过载（驾驶员近似压40度坡度机动或遇到严重阵风时）的限制，它几乎与阻力一样是确定飞机性能的重要原始数据。
    抖振边界的峰值决定了在给定翼载时飞机能飞行的最大高度。若抖振边界较低，则为在巡航升力系数与抖振边界之间保持0.3g的过载余量，必须减小所希望的巡航升力系数，导致巡航高度降低。由于喷气发动机的耗油率随飞行高度的降低而增加，因此燃油效率也会随之降低。另外，还会造成不能充分利用空中交通管制系统分配给的巡航高度范围，有可能损失巡航性能的问题。
    在客机设计中，如果不能得到满意的抖振边界，将会降低相应机翼展弦比对提高气动效率的效果。通常可以采用控制或减轻气流分离的措施，如改变弯度机翼技术等提高飞机的抖振边界。
    翼根区的气动设计
    翼根翼型的气动特性对机翼内侧气流和机翼/机身干扰有重要影响，其中一个关键部位是机头的形状，它对阻力蠕变（过早的阻力增长）有很大影响。设计师应该在设计点附近寻求低阻力和高抖振边界的压力分布形态，而不是设计特殊的前缘半径并以此改变翼型的形状。
    设计后掠翼客机时，在翼根处为避免因机身的存在引起机翼后掠角减小从而导致提前形成激波的问题和达到减小机翼/机身干扰阻力的目的，可综合采用增加翼型厚度、前移翼型最大厚度、采用一定的负弯度和前移最大弯度点等措施。
    另外，从翼根翼型到机翼平面形状转折处翼型之间的翼段采用非直母线构形，使机翼沿展向很快从翼根翼型过渡到为该机翼选定的高气动效率基本翼型。为改善翼根处的气动性能，减小翼型后部的相对厚度是不切合实际的，这会减小翼根区后部容纳收起主起落架的空间。
    机翼/吊挂/短舱的干扰
    当发动机安装在机翼下面时，在机翼/吊挂/发动机短舱处经常发生以激波结束的超音速区在低于飞机阻力发散M数时就引起阻力提前增长（阻力蠕变）。
    对于后掠翼客机，在吊挂、短舱和机翼前缘后的机翼下表面之间形成收敛——扩散气流通道，当吊挂和短舱的位置选择不适当时，在该通道由于超音速流，形成的激波和气流分离将引起很大干扰阻力，可以采用短舱后体修形、延长吊挂并在吊挂内侧加整流片等措施，降低其干扰阻力。另外，短舱可能影响飞机的大迎角气动特性，如DC-10客机在风洞试验时发现，由于短舱尾流的作用，导致降低飞机最大升力系数，使飞机进场失速速度比预测的提高9千米/小时左右，后来在短舱前部的两侧各安装一个边条后，通过边条涡将短舱附面层与自由流混合，显著改善了机翼在大迎角时的气动特性，使DC-10客机所需要的起飞和着陆场长减少6%左右。
    在短舱上安装边条设计，已在MD-11、A320/321和波音777客机上得到应用。
    翼梢小翼
    机翼上、下表面的压力差，使下表面的高压气流向外侧的翼尖流动，而上表面的低压气流向内侧流动，这种气流的横向流动与自由流结合形成翼尖涡。大展弦比机翼有很强的翼尖涡，它将机翼的尾涡卷入形成集中涡，引起强下洗，导致机翼的升力方向明显向后倾斜，产生很大的飞机诱导阻力，一般使客机在巡航状态的诱导阻力达到飞机总阻力的40%左右。
    近年来，一种可以改善翼尖涡的设计是在翼尖安装小垂直面或端板，用以减小诱导阻力。但这种翼尖装置本身也会带来一定的摩擦阻力和增加结构重量，其净效益通常不大。
    70年代惠特科姆通过将其设计成产生显著侧力的翼梢小翼，才真正开发了它的潜力。翼梢小翼的作用在于：在翼尖下游耗散翼尖涡；使机翼上、下表面气流横向流动产生的诱导速度与自由流合成的速度，在小翼上产生垂直当地气流方向的向内侧力（小翼升力），其在自由流方向产生显著的推力分量；起到端板作用，增大机翼的有效展弦比。
    美国最早在KC-135加油机上加装翼梢小翼的试飞结果表明，由于诱导阻力的减小导致飞机总阻力降低6.5%。俄国现代客机图-204的翼梢小翼使飞机总阻力减少5%。
    第一和第二代喷气客机的试验数据表明，对于给定的机翼翼根弯矩，翼梢小翼获得的效益比加长翼展好。翼梢小翼只在增加很少几何展长的情况下，就能得到较高的有效展长效果，因此比简单外伸翼尖增加的弯矩少，付出的结构代价小。
    当翼梢小翼作为现役客机的改进项目时，必须进行仔细考虑，因其增加的弯矩要受到机翼结构强度的严格限制，在设计翼梢小翼时积累的一些经验有：
● 小翼应有较大的尖削比，以获得所希望的小翼展向载荷分布；
● 小翼的展长（高度）与机翼尖弦长应是可比的；
● 小翼的安装角与机翼翼尖的扭转角应是可比的，以在巡航状态产生向内的侧力。以小翼面积作为参考面积的侧力系数与机翼升力系数应是可比的。选择安装角时，应能将机翼和小翼的超音速区错开；
● 选择外倾角时，应使小翼的减阻效果与其产生的弯矩有最佳的匹配关系。小翼的连接应处理成像机翼根部连接一样，以避免增加后缘载荷；
● 在翼尖下表面的前部安装下翼梢小翼，可以在大迎角时控制上翼梢小翼前缘前的气流角（产生有利干扰）。
● 将翼梢小翼与机翼进行融合设计，以避免产生不利干扰，是设计高效翼梢小翼的基本技术。